RU2196313C2 - Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength - Google Patents

Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength Download PDF

Info

Publication number
RU2196313C2
RU2196313C2 RU2001111237A RU2001111237A RU2196313C2 RU 2196313 C2 RU2196313 C2 RU 2196313C2 RU 2001111237 A RU2001111237 A RU 2001111237A RU 2001111237 A RU2001111237 A RU 2001111237A RU 2196313 C2 RU2196313 C2 RU 2196313C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sample
tail rotor
blades
fatigue strength
plane
Prior art date
Application number
RU2001111237A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ф.Х. Нетфуллов
В.В. Огородов
В.А. Шувалов
А.В. Дворянкин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Казанский вертолётный завод"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Казанский вертолётный завод" filed Critical Открытое акционерное общество "Казанский вертолётный завод"
Priority to RU2001111237A priority Critical patent/RU2196313C2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2196313C2 publication Critical patent/RU2196313C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

FIELD: testing technology. SUBSTANCE: process of dynamic test of blades of tail rotors of helicopters is intended for realization on resonance test stands with excitation from mechanical vibrators, for instance. Dynamic test of blades for fatigue strength is carried out with specimen of tail rotor by application of longitudinal tensile force of specified value with eccentricity relative to main central axes of cross-sections and variable bending moments with the aid of excitation of own flexural vibrations. Fatigue strength of structure is evaluated by number of vibrations completed before specimen is destroyed. Specimen is installed with turn about its longitudinal axis at angle securing required values of variable bending moments both in plane of rotation and in plane of thrust. EFFECT: enhanced authenticity of results of test of specimen of tail rotor by creation of outside loads close to loads which tail rotor undergoes with rotation on helicopter. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области испытаний конструкций и устройств и может быть использовано для динамических испытаний рулевых винтов вертолетов на резонансных стендах с возбуждением, например, от механических вибраторов. The invention relates to the field of testing structures and devices and can be used for dynamic testing of the tail rotors of helicopters on resonant stands with excitation, for example, from mechanical vibrators.

Известен способ динамических испытаний образцов лопастей несущего и рулевого винтов вертолета на усталостную прочность, заключающийся в закреплении образца лопасти и создании в нем постоянной нагрузки путем приложения продольной растягивающей силы заданной величины и переменных изгибающих моментов посредством возбуждения собственных изгибных колебаний, при этом испытания ведут до разрушения образца, а по полученным результатам оценивают усталостную прочность конструкции (кн. М.Л. Миль, А.В. Некрасов, А. С. Браверман, Л.Н. Гродко и М.А. Лейканд. Вертолеты. Расчет и проектирование. Книга 2. Колебания и динамическая прочность. Под ред. д-ра техн. наук М. Л. Миля. - М.: Машиностроение, 1967, стр.158). Данный способ принят за прототип. A known method of dynamic testing of samples of rotor blades of a rotor and tail rotor of a helicopter for fatigue strength, which consists in securing a sample of the blade and creating a constant load in it by applying a longitudinal tensile force of a given value and variable bending moments by exciting its own bending vibrations, while the tests lead to the destruction of the sample , and the fatigue strength of the structure is evaluated by the results obtained (Prince M.L. Mil, A.V. Nekrasov, A.S. Braverman, L.N. Grodko, and M.A. Nyukand, Helicopters, Calculation and Design, Book 2. Oscillations and Dynamic Strength, Edited by Dr. M.L. Mil, Doctor of Engineering Sciences, Moscow: Mashinostroenie, 1967, p. 158). This method is adopted as a prototype.

Недостатком известного способа, принятого за прототип, является малое количество и сложность нагрузок, прикладываемых к образцу при его испытаниях. Это приводит к тому, что на каждый вид внешних переменных нагрузок, например переменный изгибающий момент, действующий в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось образца, переменный изгибающий момент в плоскости вращения необходимо испытывать на определенном числе образцов с последующим приведением их результатов к единой величине так называемого срока службы по условиям выносливости. Это приведение выполняют расчетным путем на основании материалов испытаний с привлечением рекомендованных гипотез-предположений о взаимном влиянии различных видов нагрузок, которые вносят в величину расчетного срока службы свои погрешности. The disadvantage of this method, adopted as a prototype, is the small number and complexity of the loads applied to the sample during its testing. This leads to the fact that for each type of external variable loads, for example, a variable bending moment acting in a plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the sample, the variable bending moment in the plane of rotation must be tested on a certain number of samples with subsequent reduction of their results to a single the size of the so-called durability according to endurance conditions. This reduction is performed by calculation on the basis of test materials with the use of recommended hypotheses-assumptions about the mutual influence of different types of loads, which introduce their own errors into the estimated service life.

Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый способ динамических испытаний лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность, является повышение сложности внешних нагрузок, прикладываемых к испытуемому образцу, и приближение их к условиям эксплуатации винта на вертолете, тем самым сократив количество образцов, подвергаемых испытаниям, и сроки их проведения. The main task to be solved by the claimed method of dynamic testing of helicopter tail rotor blades for fatigue strength is to increase the complexity of external loads applied to the test specimen and bring them closer to the operating conditions of the helicopter propeller, thereby reducing the number of samples subjected to testing, and dates of their holding.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного способа динамических испытаний образцов рулевого винта вертолета на усталостную прочность, является повышение достоверности результатов испытаний образца рулевого винта путем создания в нем внешних нагрузок, близких к условиям, которые испытывает рулевой винт при работе на вертолете. The technical result achieved by the implementation of the claimed method for dynamic testing of helicopter tail rotor samples for fatigue strength is to increase the reliability of the test results of the tail rotor sample by creating external loads in it that are close to the conditions experienced by the tail rotor when operating in a helicopter.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе динамических испытаний лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность, заключающемся в закреплении образца лопасти и создании в нем постоянной нагрузки путем приложения продольной растягивающей силы заданной величины и переменных изгибающих моментов посредством возбуждения собственных изгибных колебаний, при этом испытания ведут до разрушения образца, а по полученным результатам оценивают усталостную прочность конструкции, согласно предложенному техническому решению испытанию подвергают образец рулевого винта, состоящего из двух лопастей, последние комлевой частью соединены стыковочным узлом, например ступицей рулевого винта, а продольную растягивающую силу прикладывают к концам обеих лопастей, при этом образец устанавливают с поворотом вокруг его продольной оси под углом, обеспечивающим требуемые величины переменных изгибающих моментов как в плоскости вращения, так и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось рулевого винта при динамических испытаниях образца; что в образце создают дополнительные скручивающие моменты, для чего к стыковочному узлу на расстоянии от него закрепляют груз и посредством изменения массы груза и расстояния его от узла регулируют величину переменного скручивающего момента при динамических испытаниях образца; что в образце дополнительно создают постоянные изгибающие моменты в плоскости вращения и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось винта, для чего продольную растягивающую силу прикладывают к закрепленным концам лопастей с эксцентриситетом относительно главных центральных осей их поперечных сечений, обеспечивающим заданные величины изгибных нагрузок. The specified technical result is achieved by the fact that in the known method of dynamic testing of the helicopter tail rotor blades for fatigue strength, which consists in securing the blade sample and creating a constant load in it by applying a longitudinal tensile force of a given value and variable bending moments by exciting its own bending vibrations, while tests are conducted until the sample is destroyed, and the fatigue strength of the structure is evaluated according to the results for a technical solution, a sample of a tail rotor consisting of two blades is tested, the last butt part being connected by a docking unit, for example, the tail rotor hub, and a longitudinal tensile force is applied to the ends of both blades, while the specimen is mounted with rotation around its longitudinal axis at an angle that provides required values of variable bending moments both in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the tail rotor during dynamic tests WCA; that additional torsional moments are created in the sample, for which a load is fixed to the docking unit at a distance from it, and by varying the mass of the load and its distance from the node, the magnitude of the variable torsional moment is controlled during dynamic testing of the sample; that additional constant bending moments are created in the sample in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the screw, for which a longitudinal tensile force is applied to the fixed ends of the blades with an eccentricity relative to the main central axes of their cross sections, providing specified values of bending loads.

Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленного способа, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности "новизна". The analysis of the prior art by the applicant made it possible to establish that there are no analogs characterized by sets of features identical to all the features of the claimed method. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "novelty."

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявляемого технического решения, показали, что оно не следует явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками из заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень". The search results for known solutions in this technical field in order to identify features that match the distinctive features of the prototype of the proposed technical solution showed that it does not follow explicitly from the prior art. From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed technical solution on the achievement of the specified technical result is not known. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "inventive step".

На фиг. 1 схематически показан рулевой винт вертолета с векторами наиболее значимых компонентов внешних эксплуатационных нагрузок; на фиг.2 - схема приложения растягивающей силы к концу лопасти; на фиг.3 - схема динамических испытаний образцов рулевого винта предлагаемым способом. In FIG. 1 schematically shows a helicopter tail rotor with vectors of the most significant components of external operational loads; figure 2 - diagram of the application of tensile force to the end of the blade; figure 3 - diagram of the dynamic testing of samples of the tail rotor of the proposed method.

Способ динамических испытаний образца рулевого винта вертолета на усталостную прочность осуществляют следующим образом. Образец рулевого винта, состоящий из стыковочного узла 1 и двух лопастей 2, подвергают испытаниям на усталостную прочность под воздействием наиболее значимых компонентов внешних эксплуатационных нагрузок: центробежной силы

Figure 00000002
скручивающего момента
Figure 00000003
изгибающих моментов, действующих в плоскости вращения
Figure 00000004
и в плоскости тяги
Figure 00000005
(фиг.1). Растягивающую силу, равную
Figure 00000006
прикладывают к концам лопастей с эксцентриситетами lx и lу относительно главных центральных осей ОХ и ОУ поперечного сечения лопасти (фиг.2). Образец рулевого винта поворачивают осями ОХ и ОУ поперечных сечений лопастей 2 относительно плоскости вращения на угол α. Величины эксцентриситетов lx и lу подбирают путем смещения точки приложения силы
Figure 00000007
относительно продольной оси 3 (OZ) образца до получения постоянных составляющих изгибающих моментов
Figure 00000008
требуемой величины (фиг. 3). Груз 4, массой m, закрепляют на стыковочном узле 1 с выносом на расстояние b. Затем на конце лопасти 2 вибратором создают знакопеременную силу
Figure 00000009
тем самым вызывают в образце рулевого винта собственные свободные изгибные колебания (линии прогибов продольной оси 3 колеблющегося образца показаны пунктирными линиями), последние за счет поворота его на угол α путем разложения совершаются одновременно как в плоскости тяги, так и в плоскости вращения рулевого винта, а колеблющийся вместе со стыковочным узлом 1 груз 4 вызывает знакопеременную силу, которая на выносе b создает знакопеременный скручивающий момент
Figure 00000010
воздействующий на образец рулевого винта. Испытания ведут до разрушения образца, а по полученному числу выполненных колебаний оценивают усталостную прочность конструкции.The method of dynamic testing of a sample of the tail rotor of a helicopter for fatigue strength is as follows. A sample of the tail rotor, consisting of a docking unit 1 and two blades 2, is subjected to fatigue tests under the influence of the most significant components of external operating loads: centrifugal force
Figure 00000002
twisting moment
Figure 00000003
bending moments acting in the plane of rotation
Figure 00000004
and in the plane of traction
Figure 00000005
(figure 1). Tensile strength equal to
Figure 00000006
applied to the ends of the blades with eccentricities l x and l y relative to the main Central axes OX and OA of the cross section of the blade (figure 2). A sample of the tail rotor is rotated by the axes ОХ and ОУ of the cross sections of the blades 2 relative to the plane of rotation by an angle α. The values of the eccentricities l x and l y are selected by shifting the point of application of force
Figure 00000007
relative to the longitudinal axis 3 (OZ) of the sample to obtain constant components of bending moments
Figure 00000008
the required value (Fig. 3). The load 4, of mass m, is fixed on the docking unit 1 with the removal to a distance of b. Then at the end of the blade 2 vibrator create alternating force
Figure 00000009
thereby cause free bending vibrations in the tail rotor specimen (the deflection lines of the longitudinal axis 3 of the oscillating specimen are shown by dashed lines), the latter due to its rotation through the angle α by decomposition, are performed both in the thrust plane and in the plane of rotation of the tail rotor, and the load 4 oscillating together with the docking unit 1 causes an alternating force, which at the offset b creates an alternating torque
Figure 00000010
acting on the sample of the tail rotor. Tests are conducted until the sample is destroyed, and the fatigue strength of the structure is estimated from the obtained number of performed vibrations.

Пример осуществления предложенного способа. An example implementation of the proposed method.

Рулевой винт, состоящий из ступицы 1 и двух лопастей 2, подвергали испытаниям на усталостную прочность по наиболее значимым компонентам внешних, эксплуатационных нагрузок. Для этого образец рулевого винта с помощью специальных захватов на концах лопастей 2 закрепили в узлах испытательного стенда и задали растягивающую силу

Figure 00000011
Смещая захваты образца и связанные с ними главные центральные оси ОХ и ОУ относительно установочных узлов, определяющих положение растягивающей силы
Figure 00000012
и развернув образец рулевого винта вокруг его продольной оси 3 на угол α=17o, получили требуемые величины постоянных изгибающих моментов
Figure 00000013
. Груз 4 массой m= 0,25 кг закрепили на ступице 1 с выносом его центра масс на расстояние b= 190 мм, что соответствует его статическому массовому моменту
Figure 00000014
Затем вибратором, встроенным в установочный узел стенда, в который закреплен конец лопасти 2, создали знакопеременную силу
Figure 00000015
вызывающую свободные изгибно-крутильные колебания образца рулевого винта. Сочетание изгибных жесткостей образца, его масс с учетом массы груза 4, а также величина растягивающей силы
Figure 00000016
получили частоту собственных колебаний, равную 16 герц. При создании амплитуды колебаний, равной 21 мм, получили переменные изгибающие моменты, приложенные к образцу в плоскости тяги и плоскости вращения винта, равные
Figure 00000017
соответственно. Амплитуде собственных колебаний, равной 21 мм, при частоте 16 герц соответствует знакопеременное ускорение, воздействующее на массу груза 4, равное 210 м/с2. При таком ускорении статический массовый момент
Figure 00000018
создает переменный скручивающий момент
Figure 00000019
При указанных статических и динамических нагрузках, заданных образцу рулевого винта, были проведены испытания образца на усталостную прочность. Испытания вели до разрушения образца и по полученному числу выполненных колебаний оценили усталостную прочность конструкции рулевого винта.The tail rotor, consisting of a hub 1 and two blades 2, was subjected to fatigue tests on the most significant components of external, operational loads. To do this, a sample of the tail rotor using special grips at the ends of the blades 2 was fixed in the nodes of the test bench and set the tensile force
Figure 00000011
By shifting the grips of the specimen and the main central axes ОХ and ОУ connected with them relative to the mounting units determining the position of the tensile force
Figure 00000012
and deploying a sample of the tail rotor around its longitudinal axis 3 at an angle α = 17 o , we obtained the required values of constant bending moments
Figure 00000013
. A load 4 of mass m = 0.25 kg was secured on hub 1 with the removal of its center of mass by a distance of b = 190 mm, which corresponds to its static mass moment
Figure 00000014
Then, an alternating force was created by a vibrator built into the mounting unit of the stand, in which the end of the blade 2 is fixed
Figure 00000015
causing free bending-torsional vibrations of the tail rotor sample. The combination of bending stiffness of the sample, its masses taking into account the mass of the load 4, as well as the magnitude of the tensile force
Figure 00000016
received a frequency of natural oscillations equal to 16 hertz. When creating the oscillation amplitude equal to 21 mm, we obtained variable bending moments applied to the sample in the thrust plane and the plane of rotation of the screw, equal to
Figure 00000017
respectively. The amplitude of natural vibrations equal to 21 mm, at a frequency of 16 hertz corresponds to alternating acceleration acting on the mass of the load 4, equal to 210 m / s 2 . With this acceleration, the static mass moment
Figure 00000018
creates a variable torque
Figure 00000019
At the specified static and dynamic loads given to the tail rotor sample, the test was carried out for fatigue strength of the sample. Tests were conducted until the sample was destroyed and the fatigue strength of the tail rotor structure was estimated from the obtained number of performed vibrations.

Динамические испытания лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность предложенным способом позволили значительно повысить достоверность и полноту результатов испытаний, сократить количество образцов и сроки испытаний в 2-3 раза. Dynamic tests of the helicopter tail rotor blades for fatigue strength by the proposed method allowed to significantly increase the reliability and completeness of the test results, reduce the number of samples and test time by 2-3 times.

Claims (3)

1. Способ динамических испытаний лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность, заключающийся в закреплении образца лопасти и создании в нем постоянной нагрузки путем приложения продольной растягивающей силы заданной величины и переменного изгибающего момента посредством возбуждения собственных изгибных колебаний, при этом испытания ведут до разрушения образца, а по полученным результатам оценивают усталостную прочность конструкции, отличающийся тем, что испытанию подвергают образец рулевого винта, состоящего из двух лопастей, последние комлевой частью соединены стыковочным узлом, например ступицей рулевого винта, а продольную растягивающую силу прикладывают к концам обеих лопастей, при этом образец устанавливают с поворотом вокруг его продольной оси под углом, обеспечивающим требуемые величины переменных изгибающих моментов как в плоскости вращения, так и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось рулевого винта при динамических испытаниях образца. 1. The method of dynamic testing of the helicopter tail rotor blades for fatigue strength, which consists in fixing the sample of the blade and creating a constant load in it by applying a longitudinal tensile force of a given value and variable bending moment by exciting its own bending vibrations, while the tests are conducted until the sample is destroyed, and According to the results obtained, the fatigue strength of the structure is evaluated, characterized in that the sample of the tail rotor, consisting of two the blades, the last butt part being connected by a docking unit, for example a tail rotor hub, and a longitudinal tensile force is applied to the ends of both blades, while the specimen is mounted with rotation around its longitudinal axis at an angle that provides the required values of the variable bending moments both in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the tail rotor during dynamic tests of the sample. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в образце создают дополнительные скручивающие моменты, для чего к стыковочному узлу на расстоянии от него закрепляют груз и посредством изменения массы груза и расстояния его от узла регулируют величину переменного скручивающего момента при динамических испытаниях образца. 2. The method according to p. 1, characterized in that additional torsion moments are created in the sample, for which a load is secured to the docking unit at a distance from it, and by varying the mass of the load and its distance from the node, the magnitude of the variable torsional moment is regulated during dynamic testing of the sample. 3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в образце дополнительно создают постоянные изгибающие моменты в плоскости вращения и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось винта, для чего продольную растягивающую силу прикладывают к закрепленным концам лопастей с эксцентриситетом относительно главных центральных осей их поперечных сечений, обеспечивающим заданные величины изгибных нагрузок. 3. The method according to p. 1, characterized in that the sample additionally creates constant bending moments in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the screw, for which a longitudinal tensile force is applied to the fixed ends of the blades with eccentricity relative to the main central the axes of their cross sections, providing specified values of bending loads.
RU2001111237A 2001-04-12 2001-04-12 Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength RU2196313C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001111237A RU2196313C2 (en) 2001-04-12 2001-04-12 Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001111237A RU2196313C2 (en) 2001-04-12 2001-04-12 Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2196313C2 true RU2196313C2 (en) 2003-01-10

Family

ID=20248917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001111237A RU2196313C2 (en) 2001-04-12 2001-04-12 Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2196313C2 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2443994C1 (en) * 2010-12-13 2012-02-27 Олег Тихонович Сидоров Fatigue strength test bench for members of structures
US8505388B2 (en) 2009-04-15 2013-08-13 Rolls-Royce, Plc Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture
CN103439131A (en) * 2013-08-19 2013-12-11 北京航空航天大学 Fatigue testing system for large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator
RU2767594C1 (en) * 2021-04-30 2022-03-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
МИЛЬ М.Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Кн.2. Колебания и динамическая прочность./Под ред. д-ра техн.наук М.Л.Миля. - М.: Машиностроение, 1967, с.158, *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8505388B2 (en) 2009-04-15 2013-08-13 Rolls-Royce, Plc Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture
RU2443994C1 (en) * 2010-12-13 2012-02-27 Олег Тихонович Сидоров Fatigue strength test bench for members of structures
CN103439131A (en) * 2013-08-19 2013-12-11 北京航空航天大学 Fatigue testing system for large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator
CN103439131B (en) * 2013-08-19 2015-08-26 北京航空航天大学 A kind of large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator fatigue test system
RU2767594C1 (en) * 2021-04-30 2022-03-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Endo et al. Flexural vibration of a thin rotating ring
Beikmann et al. Nonlinear coupled vibration response of serpentine belt drive systems
JPH0375538A (en) Method of balancing rotor
Muszynska Forward and backward precession of a vertical anisotropically supported rotor
RU2196313C2 (en) Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength
CN110849568B (en) Method for testing fatigue life of structure
RU2034257C1 (en) Method of testing the helicopter rotor members and test stand for its realization
RU2767594C1 (en) Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation
RU2052787C1 (en) Bed for dynamic testing of beam-type constructions of propeller of flying vehicles
JP2000146772A (en) Turbine vibration measuring device
JPS5919834A (en) Torsion fatigue testing device
Gulyayev et al. Analysis of precession vibrations of thin-wall elastic shells in compound rotation
US4350043A (en) Airfoil vibration test apparatus
Ramberg et al. Calculation of stresses and natural frequencies for a rotating propeller blade vibrating flexurally
SU1453238A1 (en) Installation for fatigue tests of specimens in bending with twisting
RU41865U1 (en) STAND FOR DYNAMIC DESIGN TESTING
SU1562752A1 (en) Method of fatigue testing of samples in symmetric twisting
SU1758490A1 (en) Method of determining material fatigue characteristic
Yatsun et al. Experimental study into rotational-oscillatory vibrations of a vibration machine platform excited by the ball auto-balancer
RU2144657C1 (en) Aerodynamic exciter of vibration of aircraft wing
SU1245934A1 (en) Method and apparatus for fatigue testing of specimens
RU2065575C1 (en) Process of adjustment of gyroscope tuned dynamically
US2102614A (en) Method of producing and distinguishing frequency vibrations
SU1462140A2 (en) Method of bed testing of rotors
Li et al. Transverse vibration analysis of concentrated mass-loaded thin circular plate based on strcutural circumferential periodicity